伴隨阻力增加出現(xiàn)的是抖振(稱為馬赫抖振)，配平和穩(wěn)定性，以及控制力有效性的降低。氣流分離導(dǎo)致下洗流的損失和機(jī)翼上壓力中心的位置變化，進(jìn)而使升力損失。氣流分離在機(jī)翼后面產(chǎn)生的湍流尾流使得飛機(jī)尾部控制面振動(dòng)。水平尾翼提供的機(jī)頭上仰和下俯配平控制和機(jī)翼后面的下洗流有關(guān)。這樣，減弱的下洗流降低了水平尾翼的配平控制有效性。機(jī)翼壓力中心的運(yùn)動(dòng)影響機(jī)翼的配平力矩。如果壓力中心向后移動(dòng)，就會(huì)產(chǎn)生稱為馬赫俯沖(Mach tuck)或者突然下俯(tuck under)運(yùn)動(dòng),如果中心向前移動(dòng)，就會(huì)產(chǎn)生機(jī)頭上仰運(yùn)動(dòng)。這是很多渦輪機(jī)動(dòng)力飛機(jī)發(fā)展T形尾翼結(jié)構(gòu)的主要原因，它把水平尾翼面安裝的盡可能遠(yuǎn)離機(jī)翼產(chǎn)生的湍流。
后掠角
跨音速飛行的大多數(shù)困難都和沖擊波誘導(dǎo)的氣流分離有關(guān)。任何延遲或者減輕沖擊波引起的氣流分離的方法都會(huì)改進(jìn)氣動(dòng)性能。一個(gè)方法是機(jī)翼的后掠角。后掠角理論基于一個(gè)認(rèn)識(shí)，即影響壓力分布和沖擊波形成的只有垂直于機(jī)翼前緣的氣流分量。如圖3-44。

在直線機(jī)翼的飛機(jī)上，氣流呈90度角沖擊機(jī)翼的前緣，它的全部沖擊產(chǎn)生壓力和升力。同樣的氣流沖擊后掠角形機(jī)翼時(shí)的角度小于90度。后掠翼上的氣流會(huì)讓機(jī)翼”認(rèn)為”自己飛行的比真實(shí)速度慢，因此沖擊波的形成就被延遲了。機(jī)翼后掠角的優(yōu)勢(shì)包含增加了臨界馬赫數(shù)，力發(fā)散馬赫數(shù)，阻力最高點(diǎn)的馬赫數(shù)。換句話說，后掠角推遲了壓縮性影響的發(fā)生。
導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇變化的馬赫數(shù)稱為力發(fā)散馬赫數(shù)，對(duì)于大多數(shù)機(jī)翼而言，通常超過臨界馬赫數(shù)的5%到10%。在這個(gè)速度，沖擊波結(jié)構(gòu)引起的氣流分離引發(fā)阻力，升力或者配平力矩系數(shù)的重大變化。除了延遲壓縮影響的發(fā)生外，后掠角海降低了阻力，升力或者力矩系數(shù)變化幅度。也就是說，后掠角的應(yīng)用會(huì)”軟化”力發(fā)散。